DE731575C - Axial flywheel - Google Patents

Description

Axialflügelrad Axialflügelräder für Umlauf in einem Gehäuse für einen. Verdichter oder eine Pumpe müssen einen gewissen Abstand, Spalt genannt, von,der Gehäusewand haben.Axial impeller Axial impellers for circulation in a housing for one. The compressor or a pump must have a certain distance, called a gap, from the Have housing wall.

In diesem Spalt kommt eine Strömung von der Diruck- nach der Saugseite zustande, bei der Wirbelablösungen auftreten (Abb. i).In this gap there is a flow from the direction to the suction side occurs in which vortex shedding occurs (Fig. i).

Diese Wirbelablösungen lassen sich.durch Abrunden der Außenkanten der Flügel nach der Druckseite zu weitgehend vermindern (Abb. z). Hierdurch wird allerdings bei gleicher Spaltbreite die durch den Spalt tretende Strömungsmenge selbst vergrößert, was gleichbedeutend mit einer Leistungsverminderung ist. Diese kann aber durch entsprechende Bemessung der gesamten Maschine ausgeglichen werden. Die bezweckte Verhinderung der Ablöseverluste, welche eine Wärmezunahme des Fördermittels zur Folge hätten, ist jedoch in vielen Fällen, z. B. beim Flugmotorenlader, wo eine zu starke Erwärmung einen Luftkühler notwendig macht, ein wichtiger Gesichtspunkt.This vortex shedding can be achieved by rounding off the outer edges reduce the wing too largely towards the pressure side (Fig. z). This will however, with the same gap width, the amount of flow passing through the gap itself increased, which is equivalent to a decrease in performance. These however, it can be compensated for by appropriately dimensioning the entire machine. The objective of preventing the detachment losses, which increases the heat of the conveying means would result, however, in many cases, e.g. B. the aircraft engine loader, where a Too much heating makes an air cooler necessary, an important consideration.

Die Abrundung der Flügelenden nach der Druckseite zu wird zweckmäßig .ergänzt durch eine Abrundung zur vorderen Flügelkante hin entsprechend der Abb.3.The rounding of the wing tips towards the pressure side is useful . Supplemented by a rounding towards the front wing edge as shown in Fig. 3.

Solche Abrundungen sind an sich bekannt; sie werden z. B. angewandt, um Verschmutzungen oder bei tropfendem Strömungsmittel einer Hohlraumausbildung vorzubeugen.Such roundings are known per se; they are z. B. applied, around dirt or, in the case of dripping fluid, a cavity formation to prevent.

Um nun auch eine Heraufsetzung der durch das Flügelrad erzeugbaren Druckhöhe, beispielsweise der Förderhöhe eines Flugmotorenladers, zu erreichen, ist noch eine weitere Maßnahme nötig. Läuft nämlich der Flügel gemäß Abb.4 in eine einfache hintere Kante h aus, dann nimmt infolge der Abrundung nach der Druckseite zu der Anstellwinkel der Flügelprofile nach dem Flügelende, d. h. nach dem Umfang hin verhältnismäßig zu. Das hätte zwei Wirkungen zur Folge, die als schädlich angesehen werden müssen. Einesteils wird der Druckunterschied zwischen Saug- und Druckseite gegen das Flügelende zu vermehrt, was «Zeder vermehrte Spaltverluste zur Folge hätte. Andernteils sind aber auch die durch das Wirbelsystem der entsprechend der Tragflügelth:eorie abgehenden freien Wirbel bedingten induzierten Verluste vergrößert.In order to increase the amount that can be generated by the impeller Pressure head, for example the delivery head of an aircraft engine loader, to one more measure is necessary. Namely, the wing runs according to Fig.4 turns into a simple rear edge h, then decreases as a result of the rounding the pressure side to the angle of attack of the wing profiles after the wing tip, d. H. proportionately to the extent. That would have two effects, that must be viewed as harmful. On the one hand, the pressure difference between Increased suction and pressure side towards the end of the wing, which «cedar increased loss of gaps would result. On the other hand, however, those caused by the vertebral system are also the corresponding the hydrofoil theory increased induced losses caused by outgoing free vortices.

Dem wird gemäß der Erfindung dadurch entgegengewirkt, daß die Außenkanten der Flügel auf der Druckseite gegenüber einer zur Laufradachse rechtwinkligen, durch die hintere Flügelkante gelegten Drehebene so weit abgeschrägt bz«. zuriickgezogen sind, daß der Anstell-,vinkel des Flügelprofils g egenüber dieser Drehebene nach dem Flügelende, d. h. nach dem Umfange hin, zum mindesten nicht zunimmt.This is counteracted according to the invention in that the outer edges the wing on the pressure side opposite a right-angled to the impeller axis the rear wing edge laid plane of rotation beveled so far bz «. withdrawn are that the pitch angle of the wing profile opposite this plane of rotation the wing tip, d. H. according to the extent, at least not increasing.

Abb. i ist ein Längsschnitt durch das Flügelrad und das Twrbo,gehäuse. a ist die Gehäusewand, b ist das Flügelende, c der Spalt, d die Druckseite, e die Saugseite. f1, f@ und f3 sind Stromfäden, von denen ft an der scharfen Flügelaußenkante verwirbelt wird, da die Strömung sich ablöst.Fig. I is a longitudinal section through the impeller and the Twrbo, housing. a is the housing wall, b is the wing tip, c the gap, d the pressure side, e the suction side. f1, f @ and f3 are streams of which ft is swirled at the sharp outer edge of the wing, as the flow separates.

Abb. 2 ist derselbe Längsschnitt wie Abb. i, nur ist hier das Flügelende nach der Druckseite d zu abgerundet. Der innere- Stromfaden f, schmiegt sich jetzt ohne Ablösung dieser Rundung an.Fig. 2 is the same longitudinal section as Fig. I, only here is the wing tip after the pressure side d too rounded. The inner stream filament f now hugs itself without detaching this rounding.

Die Abb. 3 zeigt den Flügel b des =Axialflügelrades von der Saugseitee her in Achsrichtung gesehen. Die Abb.4 zeigt eine Draufsicht auf diesen Flügel in radialer Richtung. Bei diesem Flügel ist die Außenkante in nach der Dirttilzs:eite,d zu und zur vorderen Flügelkanteg hin abgerundet, wie es die Zanenliniien i bis 5 in den Abb. 3 und 4 erkennen lassen. Man ersieht aus der Abb. 4, daß der zur Zone 5 gehörige Anstellwinkel ccd kleiner ist als der zur Zone i gehörige Anstellwinkel ad, daß somit der Anstellwinkel nach dem Flügelende, d. h. nach dem Umfange hin zunimmt.Fig. 3 shows the wing b of the = axial impeller from the suction side seen in the axial direction. Figure 4 shows a top view of this wing in radial direction. With this wing the outer edge is in after the dirt felt: side, i rounded towards and towards the front wing edge, as the zanenliniien i to 5 can be seen in Figs. 3 and 4. It can be seen from Fig. 4 that the zone 5 associated angle of attack ccd is smaller than the angle of attack associated with zone i ad that thus the angle of attack after the wing tip, d. H. towards the extent increases.

Diese Zunahme des Anstellwinkels nach dem Flügelende hin bedingt eine Zunahme der Belastung des Flügels nach außen. hin und damit die Gefahr des Abreißens der Strömung auf der Saugseite der Profile. Weiter ist dabei aber auch der D@ru,ckunte-rschied -zwischen Druck- und Saugseite nach den Flügelenden zu und somit der Spaltverlust größer.This increase in the angle of attack towards the wing tip causes a Increase in the external load on the wing. and with it the risk of tearing off the flow on the suction side of the profiles. But there is also the D @ ru, ckunte-reschied -between pressure and suction side towards the wing tips and thus the gap loss greater.

Die Abb. 5 zeigt den Fliigel in der gleichen Ansicht wie die Abb.4, aber in der Ausbildung gemäß der Erfindung. Bei diesem Flügel ist, wie die veränderte Lage der Zonenlinien i-5 erkennen läßt, die Außenkante m auf der Druckseite d gegenüber einer zur Laufradachse o-o rechtwinkligen, durch die hintere Flügelkante lt gelegten D,rehebe,ne l-L so weit abgeschrägt bzw. zurückgebogen, daß der zur Zone 5 gehörige Anstellwinkel ad nicht kleiner ist als der zur Zone i gehörige Anstellwinkel ad, daß er somit nach dem Flügelende, d.h. nach dem Umfange hin nicht zunimmt.Fig. 5 shows the wing in the same view as Fig.4, but in the design according to the invention. As the changed situation, in this wing, the zone lines reveals i-5, the outer edge of m on the pressure side D with respect to a plane perpendicular to the impeller axis oo, by the rear vane edge lt Laid-D, rehebe, ne lL so far beveled or bent back, that the angle of attack ad belonging to zone 5 is not smaller than the angle of attack ad belonging to zone i, so that it does not increase towards the wing tip, ie towards the circumference.

Die Flügelenden werden bei dieser Ausbildung nicht stärker belastet als die inneren Flügelteile, womit das Abreißen vermieden wird. Der Druckunterschied zwischen Druck-und Saugseite wird vermindert und damit auch der Spaltverlust.The wing tips are not more heavily stressed in this training than the inner wing parts, thus avoiding tearing off. The pressure difference between the pressure and suction side is reduced and with it the gap loss.

Claims (1)

PATENTANSPRUCH: Axialflügelrad für Umlauf in einem Gehäuse für einen Verdichter oder eine Pumpe, bei dem die der Gehäusewand gegenüberliegenden Außenkanten der Flügel nach der Druckseite zu und zur vorderen Flügelkante hin abgerundet sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Außenkanten(in) der Flügel auf der Druckseite (d) gegenüber einer zur Laufradach:se (o-o) rechtwinkligen, durch die hintere Flügelkante (h) gelegten Drehebene (i-i) so weit abgeschrägt bzw. zurückgezogen sind, daß der Anstellwinkel (a) des Flügelprofils gegenüber dieser Drehebene nach dem Flügelende, d. h. nach dem Umfange hin zum mindesten nicht zunimmt. Claim: Axial impeller for circulation in a housing for a compressor or a pump, in which the outer edges of the blades opposite the housing wall are rounded towards the pressure side and towards the front blade edge, characterized in that the outer edges (in) of the blades on the pressure side (d) with respect to a plane of rotation (ii) at right angles to the Laufradach: se (oo) laid by the rear wing edge (h) are beveled or withdrawn so far that the angle of attack (a) of the wing profile towards this plane of rotation after the wing end, ie at least not increasing in size.